一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法

摘要

本发明属于飞机结构强度技术，涉及一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法。本发明在实际试验之前，根据机翼构型，建立有限元模型，对此模型进行弹塑性和大挠度非线性有限元分析，得到翼尖挠度-载荷曲线；根据翼尖挠度-载荷曲线的变化特性确定机翼结构最大承载能力，给出机翼结构的破坏载荷；根据破坏载荷及有限元弹塑性和大挠度分析结果，得到机翼结构的危险部位以及从失稳到破坏的过程，进行对机翼结构静力试验承载能力的预判断。本发明计算破坏载荷与试验破坏载荷的误差为6.25％；计算的危险部位与试验的破坏部位一致；计算的从失稳到破坏的过程与试验的失稳过程一致，为结构静力试验一次成功提供保证，为评估机翼结构强度提供依据。

说明书

技术领域

本发明属于飞机结构强度技术，涉及一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法。

背景技术

文献[复合材料多墙结构承载能力分析[J].复合材料学报，2006年，23(4)：119-123.]

比较典型的代表了目前估算机翼结构后屈曲承载能力的方法。该方法是通过建立多墙结构承载能力计算模型，推导计算承载能力的公式来计算的。具体做法是：

1)根据多墙结构，建立承载能力计算模型；

2)推导复合材料多墙结构屈曲分析公式；

3)推导复合材料多墙结构后屈曲分析公式；

4)推导腹板的最小设计厚度公式。

5)根据公式计算出复合材料多墙结构总承载能力。

然而使用这种方法存在如下缺点：

1)只能计算规则的多墙结构，而不能准确给出三角机翼结构的承载能力；2)该方法只能给出总的承载能力，而不能给出结构的危险部位和破坏过程；

3)由于机翼由多个盒段组成，采用该方法计算时，假设破坏时每个盒段都达到了极限承载能力，这样计算值偏保守；

4)计算中只考虑了外载产生的弯矩，未考虑外载产生的扭矩等的复合载荷，影响了计算结果的准确性。

发明内容

本发明的目的：提供一种能快速计算机翼结构静力试验破坏载荷、危险部位和破坏过程的预判断方法。

本发明的技术方案是：一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法，其在实际试验之前，根据机翼构型先建立带有翼梁/肋腹板上支柱的有限元模型，对此有限元模型进行弹塑性和大挠度非线性有限元分析，得到翼尖挠度-载荷曲线；根据翼尖挠度-载荷曲线的变化特性确定机翼结构最大承载能力，给出机翼结构的破坏载荷；根据破坏载荷及有限元弹塑性和大挠度分析结果，得到机翼结构的危险部位以及从失稳到破坏的过程，进行对机翼结构静力试验承载能力的预判断。

有限元模型构建时，细化与接头连接的机翼上壁板及其梁、肋，并建立梁和肋上的支柱，机翼壁板用壳元模拟，梁、肋及其上的支柱用梁元模拟。

采用弧长法进行考虑材料弹塑性和大变形的非线性后屈曲分析，其中，弹塑性材料属性定义为双线性型。

根据翼尖挠度-载荷曲线的变化特性确定机翼结构最大承载能力，给出机翼结构的破坏载荷，具体过程如下：

对构建的有限元模型施加试验载荷，从非线性后屈曲分析计算结果中找出翼尖上表面有载荷的有限元节点在每一个增量步的载荷值和挠度值，

以计算得到的每一步挠度值为横坐标，以施加的每一步外载荷值为纵坐标，绘制翼尖上表面有载荷的有限元节点挠度——载荷曲线，该曲线为拱形，其最高点即为机翼结构的破坏点，该破坏点对应的载荷为结构破坏载荷，

由上面得到的试验破坏载荷与试验施加载荷相除，就得到了整个机翼结构在试验到百分之多少时破坏，这个百分数就是结构的最大承载能力。

机翼结构的危险部位的确定过程如下：

查看非线性分析中载荷加载历程，查看计算的最大载荷是非线性分析的哪一个增量部，找到这个增量步下整个结构应力较大的区域，该区域即为机翼结构的危险部位。

根据有限元弹塑性和大挠度分析结果，机翼结构的从失稳到破坏的后屈曲过程预估过程如下：结合上述载荷-位移曲线、各加载步时重点关心部位的位移计算结果，能够看到蒙皮、腹板在每一个非线性增量步时的屈曲情况，由各个部位出现屈曲的先后顺序就可推断整个结构失稳过程，结合前面得到的破坏载荷对应的非线性载荷施加步，即可得到机翼结构的从失稳到破坏的后屈曲过程预估。

飞机机翼根部蒙皮在约96％破坏载荷时发生屈曲，使得局部载荷重新分配。

与根部蒙皮相连的腹板在破坏试验载荷112％后开始出现面外位移导致屈曲，进而使蒙皮和腹板的应力加速集中，蒙皮和腹板较大范围发生屈曲。

三角机翼结构的极限承载能力在破坏试验载荷136％时刻。

本发明的有益效果：

本发明提供的估算方法并已被试验验证，其精度可以达到工程设计需求。以某型飞机三角机翼为例，试验破坏载荷与计算破坏载荷的误差为6.25％；计算的危险部位与试验的破坏部位一致；计算的从失稳到破坏的过程与试验的失稳过程一致。为结构静力试验一次成功提供保证，为评估机翼结构强度提供依据。

附图说明

图1是机翼结构静力试验承载能力的预判断方法的流程图。

具体实施方式

下面通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明：

本发明机翼结构静力试验承载能力的预判断方法在试验之前，根据机翼构型，建立带有翼梁/肋腹板上支柱的有限元模型，对此模型进行弹塑性和大挠度非线性有限元分析，，得到非线性载荷施加的每个增量步的计算结果；根据计算结果，得到翼尖挠度-载荷曲线，由曲线的变化特性确定机翼结构最大承载能力，给出机翼结构的破坏载荷；结合机翼蒙皮和腹板在每一个非线性增量步时的屈曲情况，由各个部位出现屈曲的先后顺序就可推断整个结构失稳过程；结合破坏载荷对应的非线性载荷施加步和对应的结构失稳过程，即可得到机翼结构的从失稳到破坏的后屈曲过程预估，从而有效提高试验的成功率。

请参阅图1，其是本发明机翼结构静力试验承载能力的预判断方法的流程图，以某型号飞机三角机翼为例，给出了本发明的具体实施流程：

步骤1：建立有限元模型

使用PATRAN软件建立三角机翼有限元模型，机翼蒙皮是薄板，用CQUAD4壳元来模拟，梁和肋的缘条用梁元来模拟，梁和肋的腹板用壳元来模拟，梁肋上支柱用梁元来模拟。为了准确模拟到机翼上翼面的屈曲模态，对分析模型进行细化，特别是靠近连接接头的上壁板及其连接的梁、肋等进行细化。

上述壳元、梁元的模拟，都是利用PATRAN软件，采用常规建模方法，即可直接建立有限元模型，而不需要创造性劳动。

步骤2：采用弧长法(ARC-LENGTH METHOD)进行考虑材料弹塑性和大变形的非线性后屈曲分析

先对机翼模型采用Nastran软件进行线弹性分析，来检验模型是否可以计算下去，如线性计算不下去，则检查模型，直到计算出合理的线性分析结果。

对这个经过线性计算验证过的有限元模型，进一步进行非线性计算。

对机翼模型的非线性计算,基于MSC.Marc软件，采用弧长法(ARC-LENGTH METHOD)进行考虑材料弹塑性和大变形的非线性后屈曲的模拟。

在Patran软件中定义材料非线性。在定义时，将弹塑性材料属性定义为双线性型，即使用零点、屈服点和破坏点三点来定义材料的应力应变曲线。

采用Nastran软件生成非线性计算软件MSC.Marc所需要的dat文件，更改dat文件中“AUTO INCREMENT”字段中非线性计算的参数设置，进行多次计算尝试，直到非线性计算收敛。

步骤3：破坏载荷预估

以计算得到的每一步挠度值为横坐标，以施加的每一步外载荷值为纵坐标，绘制翼尖上表面有载荷的有限元节点挠度——载荷曲线，这个曲线类似拱形，这个拱形的最高点即为机翼结构的破坏点，这点对应的纵坐标值即为结构的破坏载荷。

某型号飞机三角机翼为例，根据翼尖上表面有载荷的有限元节点绘制出施加外载—位移曲线,得到结构破坏载荷约为136％的试验载荷，这个载荷是拱形曲线上的最高点，这个点对应的载荷为结构的破坏载荷，即136％的试验载荷时机翼结构破坏。

步骤4：危险部位预估

查看非线性分析中载荷加载历程，查看计算的最大载荷是非线性分析的哪一个增量部，找到这个增量步下整个结构应力较大的区域。这个区域即为机翼结构的危险部位。

在这个三角机翼的非线性分析中，除了接头连接部位及支持加载梁单元，考虑各结构部位的等效应力及对应的材料极限应力，知道在破坏试验载荷136％时，机翼盒段中应力较大的区域主要集中在靠近翼根部位的三个接头区域。可以断定：机翼的危险部位为机翼根部三个接头处。

步骤5：从失稳到破坏的后屈曲过程预估

结合上述载荷-位移曲线、各加载步时重点关心部位的位移计算结果，可以看到蒙皮、腹板在每一个非线性增量步时的屈曲情况，由各个部位出现屈曲的先后顺序就可推断整个结构失稳过程，结合前面得到的破坏载荷对应的非线性载荷施加步，即可得到机翼结构的从失稳到破坏的后屈曲过程预估。

在这个三角机翼中，查看每个增量步下蒙皮、腹板的计算情况。

a)从失稳到破坏的后屈曲过程预估——蒙皮

查看该三角翼非线性分析的每一步位移计算结果，可以看到该三角翼根部蒙皮的上部位发生屈曲。由于根部上蒙皮结点的位移随着机翼整体变形有蒙皮高度方向的位移，两个腹板间闭室蒙皮发生了屈曲而与腹板连接蒙皮处未见显著屈曲发生，为了衡量两腹板间闭室蒙皮的屈曲位移，采用屈曲蒙皮的位移与临近连接腹板的未见显著屈曲的蒙皮的位移之差作为相对位移。

蒙皮高度方向相对位移在破坏试验载荷的96％时开始不变，在破坏试验载荷的112％后开始下降，而若未发生屈曲时相对位移应该继续升高，这正说明蒙皮在约96％破坏试验载荷时开始出现局部屈曲。根据位移曲线知在约96％破坏试验载荷时开始出现局部屈曲。

b)从失稳到破坏的后屈曲过程预估——腹板

从a)可以看到根部上蒙皮结点的位移随着机翼整体变形有蒙皮高度方向的位移，推想与根部蒙皮相连的腹板也会随着根部蒙皮的屈曲而发生屈曲。

查看腹板部位在136％破坏试验载荷时腹板高度方向的位移计算结果。绘制梁根部腹板上有限元节点的腹板的高度方向位移随载荷步的变化曲线，可以看出腹板节点位移在破坏试验载荷的112％前基本没有面外位移，之后直到136％破坏试验载荷前随着载荷的增加腹板高度方向位移缓慢增加，而在破坏试验载荷136％时刻后急剧增加，由此可知腹板在破坏试验载荷的112％发生了屈曲。

结合上述载荷-位移曲线、各加载步时重点关心部位的等效应力计算结果和位移计算结果，由此推断从失稳到破坏的后屈曲过程为：

根部蒙皮在约96％破坏载荷时发生屈曲，使得局部载荷重新分配，而腹板在破坏试验载荷112％后开始出现面外位移导致屈曲，进而使蒙皮和腹板的应力加速集中，蒙皮和腹板较大范围发生屈曲，在破坏试验载荷136％时，根部较大范围的蒙皮达到极限应力，发生破坏。由此可知结构的极限承载能力应约在破坏试验载荷136％时刻。

该三角翼计算效果的数据支持与试验对比

1.破坏载荷计算与试验对比

从前面计算结果知道该三角翼结构破坏载荷约为136％的破坏试验载荷。试验破坏载荷为128％，试验破坏载荷与破坏载荷预判断的误差为6.25％。

2.危险部位计算与试验对比

从前面计算结果知道该三角翼危险部位为机翼根部三个接头处。

该三角翼在试验后经检查，该机翼根部三个接头附近上翼面蒙皮因挤压向上凸起变形，局部铆钉拉脱。危险部位预判断与试验结果一致。

3.从失稳到破坏的后屈曲过程的计算与试验对比

试验的从失稳到破坏的过程为：

该三角翼飞机机翼盒段静力破坏试验加载过程平稳，载荷协调，加载到101％-105％破坏试验载荷时，试验件开始逐渐发出铆钉拉脱声，加载到129％破坏试验载荷时，试验件发出较大响声，失去承载能力，试验终止，系统自动保护卸载。卸载后，变形检查人员对试验件进行了全面的目视检查，经检查，三角翼根部接头附近上翼面蒙皮因挤压向上凸起变形，局部铆钉拉脱，其余部位未见异常。

该三角翼从失稳到破坏的后屈曲过程的预判断过程与试验值相同，因此为结构静力试验一次成功提供保证，为评估机翼结构强度提供依据，具有较大的实际应用价值。